Nothing Special   »   [go: up one dir, main page]

DE69724502T2 - Gas turbine combustor - Google Patents

Gas turbine combustor Download PDF

Info

Publication number
DE69724502T2
DE69724502T2 DE69724502T DE69724502T DE69724502T2 DE 69724502 T2 DE69724502 T2 DE 69724502T2 DE 69724502 T DE69724502 T DE 69724502T DE 69724502 T DE69724502 T DE 69724502T DE 69724502 T2 DE69724502 T2 DE 69724502T2
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
air
combustion chamber
fuel
cooling air
gasification burner
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
DE69724502T
Other languages
German (de)
Other versions
DE69724502D1 (en
Inventor
Hisham Salman Alkabie
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Alstom Power UK Holdings Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Alstom Power UK Holdings Ltd filed Critical Alstom Power UK Holdings Ltd
Application granted granted Critical
Publication of DE69724502D1 publication Critical patent/DE69724502D1/en
Publication of DE69724502T2 publication Critical patent/DE69724502T2/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C7/00—Combustion apparatus characterised by arrangements for air supply
    • F23C7/02—Disposition of air supply not passing through burner
    • F23C7/06—Disposition of air supply not passing through burner for heating the incoming air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23C—METHODS OR APPARATUS FOR COMBUSTION USING FLUID FUEL OR SOLID FUEL SUSPENDED IN  A CARRIER GAS OR AIR 
    • F23C6/00—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion
    • F23C6/04—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion in series connection
    • F23C6/045—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion in series connection with staged combustion in a single enclosure
    • F23C6/047—Combustion apparatus characterised by the combination of two or more combustion chambers or combustion zones, e.g. for staged combustion in series connection with staged combustion in a single enclosure with fuel supply in stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/36—Supply of different fuels

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Gas Burners (AREA)

Description

Die Erfindung betrifft einen Vergasungsbrenner für eine Turbine mit Gas oder Flüssigkeit – als Brennstoff.The invention relates to a gasification burner for one Turbine with gas or liquid - as a fuel.

Ein Turbinenmotor enthält normalerweise einen Luftkompressor, zumindest einen Vergasungsbrenner und eine Turbine. Der Kompressor führt unter Druck Luft in den (die) Vergasungsbrenner – ein Anteil der Luft wird mit dem Brennstoff vermischt, wohingegen die übrige Luft, die durch den Kompressor zugeführt wird, verwendet wird, um die heißen Oberflächen des Vergasungsbrenners und/oder die Verbrennungsgase zu kühlen (d. h. die Gase, die durch den Verbrennungsprozeß erzeugt werden, und/oder andere Bauteile der Turbinenanlage).A turbine engine usually contains an air compressor, at least one gasification burner and one Turbine. The compressor runs under pressure air in the gasification burner (s) - a portion of the air becomes mixed with the fuel, whereas the rest of the air supplied by the compressor used to be the hot surfaces the gasification burner and / or to cool the combustion gases (i.e. H. the gases generated by the combustion process and / or others Turbine system components).

Mit dem Ziel, die Menge an Schadstoffen, die durch den Verbrennungsprozeß erzeugt werden (insbesondere NOx) zu reduzieren, sind Brenner, die mit Magerbrennstoffen gespeist werden, vorgeschlagen worden. Derartige Vergasungsbrenner beinhalten ein Vormischen von Luft und Brennstoff, wobei ein relativ geringer Anteil an Brennstoff verwendet wird. Die Verbrennung findet dann bei relativ niedrigen Temperaturen statt, was die Menge an produzierten Schadstoffen reduziert. In ihrer ursprünglichen Form haben derartige Brenner, die mit Magerbrennstoffen arbeiten, jedoch einen engen Betriebsbereich, d. h. sie können nicht befriedigend in großen Bereichen in bezug auf die Menge des zugeführten Brennstoffs arbeiten und sind anfällig gegenüber Ausblasen oder Rückschlag von Flammen.Burners fed with lean fuels have been proposed with the aim of reducing the amount of pollutants generated by the combustion process (in particular NO x ). Such gasification burners include premixing of air and fuel using a relatively small amount of fuel. The combustion then takes place at relatively low temperatures, which reduces the amount of pollutants produced. However, in their original form, such burners that work with lean fuels have a narrow operating range, ie they cannot work satisfactorily in large ranges in terms of the amount of fuel supplied and are susceptible to blowout or flashback.

Eine bekannte Lösung, die beliebt ist, um die Schwierigkeiten, die diesem Typ Vergasungsbrenner innewohnen, zu überwinden, besteht darin, die Luft- und Brennstoffzuführung in bezug auf die Motorlast einzustellen, z. B. so, daß optimale Fließgeschwindigkeiten und Mischanteile über den gesamten Betriebsbereich erzielt werden. Für Stufenbrenner gibt es bisher unterschiedliche Gestaltungen, ausgehend von solchen mit fester Geometrie, die mehrere Brenner enthalten und in die Brennstoff, abhängig von den Motoranforderungen selektiv eingeleitet wird, bis zu jenen komplizierteren, die bewegliche Teile haben können, um den Fluß der Verbrennungsluft zu steuern.A well-known solution that is popular to overcome the difficulties to overcome in this type of gasification burner is to Air and fuel supply to adjust in relation to the engine load, e.g. B. so that optimal flow rates and mixed proportions over the entire operating range can be achieved. So far there have been for step burners different designs, starting from those with fixed Geometry that contains multiple burners and into which fuel, dependent is selectively initiated from the engine requirements to those more complicated that can have moving parts to the flow of combustion air to control.

Ein spezielles Beispiel für einen Stufenbrenner kann z. B. in der EP 0 281 961 A1 betrachtet werden, der einen vorgemischten Verbrennungsvorgang erster Stufe in einem kleineren Kopfbereich des Brenners und einen vorgemischten Verbrennungsprozeß zweiter Stufe in einem größeren, weiter stromabwärts gelegenen Bereich des Brenners verwirklicht, wobei die Luft, die mit dem Brennstoff vorgemischt wird, auf geeignete Weise eingestellt wird, um sie entweder einem oder beiden Bereichen des Brenners zuzuführen.A specific example of a step burner can e.g. B. in the EP 0 281 961 A1 be considered which implements a premixed first stage combustion process in a smaller head region of the burner and a premixed second stage combustion process in a larger downstream region of the burner, the air being premixed with the fuel being appropriately adjusted, to feed either one or both areas of the burner.

Die vorliegende Erfindung hat die Aufgabe, einen dreistufigen Vergasungsbrenner mit einem relativ einfachen Aufbau bereitzustellen, der jedoch dennoch wirkungsvoll die Erzeugung von Schadstoffen, die aus dem Verbrennungsprozeß resultieren, minimiert, und zusätzlich mit einer guten Verbrennungsstabilität und in einem ausgezeichneten Arbeitsbereich arbeitet, während gleichzeitig eine rückschlagfreie Verbrennung bereitgestellt wird.The present invention has the Task, a three-stage gasification burner with a relative to provide a simple structure which is nevertheless effective minimizes the generation of pollutants that result from the combustion process, and additionally with good combustion stability and in excellent Workspace works while at the same time a kickback-free Combustion is provided.

Erfindungsgemäß wird ein Vergasungsbrenner für den Motor einer Gasturbine bereitgestellt, aufweisend:
eine Vorkammer,
eine Hauptverbrennungskammer, die in Fließabfolge mit der Vorkammer angeordnet ist, wobei der Querschnittsbereich der Hauptverbrennungskammer größer ist als der Querschnittsbereich der Vorkammer und die Vorkammer direkt in die Hauptkammer führt,
Einrichtungen zum Kühlen des Luftdurchgangs in direkter Wärmeaustauschbeziehung mit der Hauptverbrennungskammer über zumindest einen Teil der Länge der Hauptverbrennungskammer, wobei ein Wandbereich der Durchlaßeinrichtungen für die Kühlluft einen Wandbereich der Hauptverbrennungskammer enthalten,
erste Einspritzeinrichtungen zur Zuführung von Brennstoff oder einem Brennstoff-/Luft-Gemisch in die Vorkammer,
zweite Einspritzeinrichtungen zur Zuführung von Luft oder einem Brennstoff-/Luft-Gemisch in die Vorkammer,
dritte Einspritzeinrichtungen zur Zuführung von Luft oder einem Brennstoff-/Luft-Gemisch in die Hauptverbrennungskammer, wobei die dritten Einspritzeinrichtungen zumindest eine längliche Durchlaßeinrichtung und eine Anordnung zur Einführung von Brennstoff in die länglichen Durchlaßeinrichtungen enthalten,
wobei der Vergasungsbrenner dadurch gekennzeichnet ist, daß ein Wandbereich, der Durchlaßeinrichtungen für die Kühlluft, einen Wandbereich, der länglichen Durchlaßeinrichtungen enthält, wobei die länglichen Durchlaßeinrichtungen einen Wärmeaustauschbereich in direkter Wärmeaustauschbeziehung mit den Durchlaßeinrichtungen für die Kühlluft aufweisen, um die Luft oder das Brennstoff-/Luft-Gemisch aufzuheizen, bevor sie/es in die Hauptverbrennungskammer eingespeist wird.According to the invention, a gasification burner for the engine of a gas turbine is provided, comprising:
an antechamber,
a main combustion chamber which is arranged in flow sequence with the prechamber, the cross-sectional area of the main combustion chamber being greater than the cross-sectional area of the prechamber and the prechamber leading directly into the main chamber,
Means for cooling the air passage in direct heat exchange relationship with the main combustion chamber over at least part of the length of the main combustion chamber, a wall area of the cooling air passage means including a wall area of the main combustion chamber,
first injection devices for supplying fuel or a fuel / air mixture into the prechamber,
second injection devices for supplying air or a fuel / air mixture into the prechamber,
third injectors for supplying air or a fuel / air mixture to the main combustion chamber, the third injectors including at least one elongate passage means and an arrangement for introducing fuel into the elongate passage means,
the gasification burner being characterized in that a wall area containing cooling air passages, a wall area containing elongate passage means, the elongate passage means having a heat exchange area in direct heat exchange relationship with the cooling air passage means to the air or the fuel / Heat the air mixture before it is fed into the main combustion chamber.

Die Verbrennungskammer und die Vorkammer werden bevorzugt von einer oder mehreren zylindrischen Wänden begrenzt, wobei die Vorkammer und die Verbrennungskammer jeweils eine zylindrische Form haben. Bevorzugt enthält eine Vergrößerung des Querschnittsbereiches einen Übergangsbereich zwischen der Vorkammer und der Verbrennungskammer.The combustion chamber and the prechamber are preferably delimited by one or more cylindrical walls, the prechamber and the combustion chamber each being cylindrical To have shape. Preferably contains an enlargement of the Cross-sectional area a transition area between the antechamber and the combustion chamber.

Die Anordnung zur Einführung von Brennstoff in die längliche Durchlaßeinrichtung kann einen Sprühstab beinhalten.The order to introduce Fuel in the elongated passage means can use a spray wand include.

Die längliche Durchlaßeinrichtung kann allgemein eine ringförmige Form mit einer radial inneren Wand und einer radial äußeren Wand aufweisen, wobei die radial innere Wand zumindest teilweise durch eine Wand, die die Verbrennungskammer begrenzt, gebildet wird, und die längliche Durchlaßeinrichtung und die Einrichtung für die Kühlluft beide eine ringförmige Form haben können, wobei der Durchlaß für die Kühlluft radial außerhalb der Brennkammer angeordnet ist und die längliche Durchlaßeinrichtung radial außerhalb des Durchlasses für die Kühlluft angeordnet ist.The elongate passage means may be generally annular in shape with a radially inner wall and a radially outer wall, the radially inner wall at least partially is formed by a wall defining the combustion chamber, and the elongate passage means and the cooling air means can both have an annular shape, the passage for the cooling air being located radially outside the combustion chamber and the elongate passage means radially outside the passage for the cooling air is arranged.

Die axiale Flußrichtung der Luft oder des Brennstoff-/Luft-Gemisches in der länglichen Durchlaßeinrichtung kann entgegengesetzt zu der axialen Flußrichtung der Kühlluft in dem Durchlaß sein.The axial flow direction of the air or the fuel / air mixture in the elongated passage means can be opposite to the axial flow direction of the cooling air the passage.

Alternativ kann der Fluß des Brennstoff-/Luft-Gemisches in der länglichen Durchlaßeinrichtung die gleiche Richtung wie der Fluß der Kühlluft in der Durchlaßeinrichtung für die Kühlluft haben.Alternatively, the flow of the fuel / air mixture in the elongated passage means the same direction as the flow of cooling air in the passage device for the cooling air to have.

Die Durchlaßeinrichtung kann eine Turbulenzen erzeugende Einrichtung haben, die zumindest ein Rohr enthalten kann, das sich zwischen den Wänden, die die Durchlaufeinrichtung begrenzen, erstreckt. Das oder jedes Rohr kann ein offenes Ende aufweisen und Einrichtung für den Einlaß von Kühlluft von außerhalb des Brenners in den Durchlauf für die Kühlluft enthalten.The passage device can cause turbulence have generating device which can contain at least one tube, between the walls, which limit the flow device. That or each Pipe can have an open end and means for the admission of cooling air from outside of the burner in the pass for the cooling air contain.

Das Innere der Wand oder der Wände, die die Verbrennungskammer umgeben, und der Vorkammer können eine thermische Sperrschicht aufweisen, die auf diese aufgebracht ist.The inside of the wall or walls that the Combustion chamber surrounded, and the prechamber can create a thermal barrier have, which is applied to this.

Zumindest eine der Wände, die die längliche Durchlaßeinrichtung begrenzt, kann einen geriffelten Querschnitt aufweisen.At least one of the walls that the elongated passage device limited, can have a corrugated cross section.

Nach einer bevorzugten Anordnung kann die erste Einspritzeinrichtung ein Luft-/Brennstoff-Gemisch mit lokalen brennstoffreichen Bereichen bereitstellen.According to a preferred arrangement the first injector can be an air / fuel mixture provide with local fuel-rich areas.

Die zweite Einspritzeinrichtung kann einen Brennstoffnebelstab, eine Lufteinlaßeinrichtung und eine Kammer enthalten, in der Brennstoff und Luft gemischt werden.The second injector can a fuel spray wand, an air intake device, and a chamber included, in which fuel and air are mixed.

Es ist beabsichtigt, daß Kühlluft von der Durchlaßeinrichtung für die Kühlluft in das Innere des Vergasungsbrenners tritt, wobei zumindest ein Teil der Kühlluft durch zumindest eine Öffnung neben einem stromabwärts angeordneten Bereich in die Verbrennungskammer treten kann und/zumindest ein Teil der Kühlluft durch zumindest eine Öffnung in dem Bereich der Überführungsleitung in das Innere des Brenners treten kann.It is intended that cooling air from the passage device for the cooling air enters the interior of the gasification burner, at least one Part of the cooling air through at least one opening next to a downstream arranged area can enter the combustion chamber and / or at least part of the cooling air through at least one opening in the area of the transfer line can enter the inside of the burner.

Es werden Ausführungsformen der Erfindung beispielhaft anhand der beiliegenden Zeichnungen beschrieben, in denenThere will be embodiments of the invention described by way of example with reference to the accompanying drawings, in to those

1–5 schematische axiale Schnitte durch fünf unterschiedliche Ausführungsformen eines erfindungsgemäßen "Behältertyp"-Brenners zeigen, 1 - 5 show schematic axial sections through five different embodiments of a "container type" burner according to the invention,

6 und 7 detaillierte Ansichten einer Turbulenzen erzeugenden Einrichtung zur Verwendung mit einer der Ausführungsformen der 1 bis 5 zeigen. 6 and 7 Detailed views of a turbulence generating device for use with one of the embodiments of the 1 to 5 demonstrate.

Der Brenner kann in jeder herkömmlichen Turbinenausstattung verwendet werden, wie zum Beispiel einer Rohr- (Einfachbehälter oder Mehrfachbehälter), einer Rohr-Ring- oder Ringausführung.The burner can be used in any conventional turbine equipment can be used, such as a pipe (single container or Multiple container) a pipe-ring or ring version.

Der Vergasungsbrenner 10, wie er in 1 dargestellt ist, hat eine allgemein ringförmige, zylindrische Form mit einer zentralen Längsachse, die durch die Linie "A" wiedergegeben ist und, wie es über dem Brenner 10 angegeben ist, zum Bei spiel einen von mehreren Brennern, die in einer ringförmigen Anordnung angeordnet sind, bilden kann. Der Brenner weist eine Vorkammer und eine Hauptverbrennungskammer 12 auf. Der Durchmesser des Hauptteils der Hauptverbrennungskammer 12 ist grundsätzlich größer als der der Vorkammer 11, wobei der Übergangsbereich 100 zwischen der Kammer 11 und der Kammer 12 durch eine Wand 101 des Brenners begrenzt ist, die sich in Richtung des abwärts gerichteten Stromes teilt. Am stromaufwärts angeordneten Ende des Brenners 10 ist eine erste Einspritzeinrichtung 13 vorgesehen, die koaxial zu der Achse A angeordnet ist.The gasification burner 10 as he is in 1 has a generally annular, cylindrical shape with a central longitudinal axis represented by line "A" and as it is over the burner 10 is specified, for example one of several burners, which are arranged in an annular arrangement, can form. The burner has an antechamber and a main combustion chamber 12 on. The diameter of the main part of the main combustion chamber 12 is basically larger than that of the antechamber 11 , with the transition area 100 between the chamber 11 and the chamber 12 through a wall 101 of the burner is limited, which divides in the direction of the downward current. At the upstream end of the burner 10 is a first injector 13 provided which is arranged coaxially to the axis A.

Die Einspritzeinrichtung 13 ist mit einer Zuführung für Brennstoff (oder einer Zuführung von Brennstoff und Luft) ausgestattet, wie es durch den Pfeil 14 wiedergegeben ist, wobei die Zuführung in die Vorkammer 11 erfolgt. Der Brennstoff kann sowohl Gas als auch Flüssigkeit sein. Die Einspritzeinrichtung 13, bei der es sich um einen Diesel-Gas-Typ handeln kann, stellt ein Brennstoff-/Luft-Gemisch in der Vorkammer 11 bereit, das, obwohl es im Mittel mager ist, trotzdem lokale brennstoffreiche Bereiche enthält. Dies wird dadurch erzielt, daß die Einspritzeinrichtung 13 geeignete Mischeinrichtungen enthält oder mit diesen verbunden ist. Wenn ein Brennstoff-/Luft-Gemisch der Einspritzeinrichtung 13 am strombaufwärts angeordneten Ende zugeführt wird, kann die Einspritzeinrichtung zum Beispiel eine Wirbeleinrichtung enthalten, um das Gemisch, wie oben angegeben, bis zu einem bestimmten Grad zu vermischen – eine derartige Wirbeleinrichtung kann Flügel und/oder geeignete im Winkel angeordnete Durchlässe in der Einrichtung enthalten. Wenn allein Brennstoff in die Vorkammer 11 durch die Einspritzeinrichtung 13 eingeführt wird, sind bestimmte Einrichtungen vorgesehen, wobei Luft in der Vorkammer (siehe unten) mit dem Brennstoff vermischt wird, um die geeignete Mischform bereitzustellen.The injector 13 is equipped with a supply for fuel (or a supply of fuel and air), as indicated by the arrow 14 is reproduced, the feed into the antechamber 11 he follows. The fuel can be both gas and liquid. The injector 13 , which can be a diesel-gas type, provides a fuel / air mixture in the prechamber 11 ready, which, despite being lean on average, still contains local fuel-rich areas. This is achieved in that the injector 13 contains suitable mixing devices or is connected to them. If a fuel / air mixture of the injector 13 at the upstream end, the injector may include, for example, a swirling device to mix the mixture to a certain degree as stated above - such a swirling device may include vanes and / or suitable angular passages in the device. If only fuel in the antechamber 11 through the injector 13 certain means are provided whereby air in the prechamber (see below) is mixed with the fuel to provide the appropriate mix form.

Die Einspritzeinrichtung 13, wie sie schematisch dargestellt ist, enthält ein kreisförmiges zylindrisches Bauteil, in das mehrere Durchlässe eingelassen sind. In einer Form dient ein zentraler Durchlaß 15 dazu, Brennstoff in die Vorkammer 11 einzulassen, während eine ringförmige Anordnung von Durchlässen 16 Luft einführt (verwirbelt), damit sie sich mit dem Brennstoff in der Vorkammer 11 vermischt. In Betrieb dient die Einspritzeinrichtung 13 als Einspritzeinrichtung erster Stufe oder Brenner, der mit Brennstoff 14 (oder Brennstoff/Luft) gespeist wird, um den Motor zu starten, und als alleinige Brennstoffquelle bis zu einer Motorlast von annähernd 25%. Da die im übrigen magere Mischung lokale brennstoffreiche Bereiche aufweist, ist bei diesen niedrigen Energieeinstellungen eine Flammstabilität in der Vorkammer 11 sichergestellt.The injector 13 , as shown schematically, contains a circular cylindrical component, in which a plurality of passages are embedded. A central passage serves in one form 15 to put fuel in the prechamber 11 let in while an annular array of culverts 16 Air introduces (swirls) so that it is with the fuel in the prechamber 11 mixed. The injection device is used during operation 13 as a first stage injector or burner running on fuel 14 (or fuel / air) is fed to start the engine and as the sole fuel source up to an engine load of approximately 25%. Because the otherwise lean mixture is local fuel-free areas, there is flame stability in the prechamber at these low energy settings 11 ensured.

Eine Einspritzeinrichtung 17 zweiter Stufe ist so montiert, daß sie sich allgemein radial von der Einspritzeinrichtung 13 nach außen erstreckt. Die Einspritzeinrichtung 17 zweiter Stufe kann sich orthogonal zu der Einspritzeinrichtung 12 oder im Winkel zu dieser erstrecken. In einer speziellen Ausführungsform ist die Einspritzeinrichtung 17 als eine von vieren ausgestaltet, die an der Innenfläche einer ringförmigen oder kegelstumpfförmigen Wand montiert sind, welche sich von der Einspritzeinrichtung 13 erstreckt. Jede Einspritzeinrichtung 17 enthält einen Brennstoffnebelstab 18 mit jeweils einem Schlitz 19 für den Lufteinlaß, der sich längs erstreckt: eine jeweilige Mischkammer 21 und ein jeweiliger Auslaßschlitz 20 für Luft/Brennstoff sind mit dem Nebelstab 18 und dem Einlaßschlitz 19 für Luft verbunden. Mit einer geeigneten Anordnung des Nebelstabs 18 und der Schlitze 19, 20 werden Brennstoff und Luft dazu gebracht entgegengesetzt zueinander in der Kammer 21 zur rotieren, so daß sich ein Gemisch ergibt, das weitestgehend, jedoch nicht vollständig gleichmäßig in bezug auf seine Luft zu Brennstoff-Verteilung ist. Die Einspritzeinrichtung 17 dient dabei als Teilvormischeinrichtung. Die Richtung der Mischung, die von dem Auslaßsschlitz 20 abgegeben wird, ist so angeordnet, daß eine sorgfältige Vermischung mit der Mischung, die durch die erste Einspritzeinrichtung zugeführt wird, erhalten wird, sie muß jedoch ebenfalls so eingerichtet sein, daß die Geschwindigkeit der kombinierten Mischung nicht um ein solches Ausmaß reduziert wird, daß ein Rückschlag auftreten könnte.An injector 17 second stage is mounted so that it is generally radial from the injector 13 extends outwards. The injector 17 second stage can be orthogonal to the injector 12 or extend at an angle to this. In a special embodiment, the injection device 17 designed as one of four, which are mounted on the inner surface of an annular or frusto-conical wall, which extends from the injector 13 extends. Any injector 17 contains a fuel spray wand 18 with one slot each 19 for the air inlet, which extends lengthways: a respective mixing chamber 21 and a respective outlet slot 20 for air / fuel are with the smoke wand 18 and the inlet slot 19 connected for air. With a suitable arrangement of the fog stick 18 and the slots 19 . 20 fuel and air are caused to oppose each other in the chamber 21 to rotate, so that there is a mixture that is largely, but not completely uniform in terms of its air to fuel distribution. The injector 17 serves as a partial premixing device. The direction of the mixture from the outlet slot 20 dispensed is arranged so that thorough mixing with the mixture supplied by the first injector is obtained, but it must also be arranged so that the speed of the combined mixture is not reduced to such an extent that a Setback could occur.

Die zweite Einspritzeinrichtung wird so betrieben, daß Brennstoff für die Verbrennung zwischen etwa 25% und 75 der Motorleistung zugeführt wird, wobei Brennstoff zu dem zugegeben wird, was bereits durch die erste Einspritzeinrichtung 13 eingespeist wurde. Von etwa 75% bis 100% in der Motorleistung wird der Brennstoff für die Verbrennung, der bereits durch die erste Einspritzeinrichtung 13 und die zweite Einspritzeinrichtung 17 eingespeist worden ist, durch Brennstoff, welcher durch eine dritte Einspritzeinrichtung 30 zugeführt wird, angereichert.The second injector is operated so that fuel for combustion is supplied between about 25% and 75% of the engine power, fuel being added to what is already through the first injector 13 was fed. From about 75% to 100% in engine power, the fuel for combustion is already through the first injector 13 and the second injector 17 has been fed by fuel, which is through a third injector 30 is fed, enriched.

Die dritte Einspritzeinrichtung 30 ist so eingerichtet, daß sie eine Brennstoff-/Luft-Mischung in den stromaufwärts angeordneten Bereich der Hauptverbrennungskammer 12 wahlweise über den Übergangsbereich 100 überführt, wobei dieses Brennstoff-/Luft-Gemisch vollständig vorgemischt worden ist, d. h. der Brennstoff und die Luft sind im wesentlichen gleichmäßig verteilt.The third injector 30 is arranged to introduce a fuel / air mixture into the upstream region of the main combustion chamber 12 optionally over the transition area 100 transferred, this fuel / air mixture has been completely premixed, ie the fuel and the air are distributed substantially uniformly.

Wie gezeigt, enthält die dritte Einspritzeinrichtung 30 einen länglichen Durchlaß 31 mit einem Einlaß 32 für Luft und einen Brennstoffnebelstab 33, wobei Luft und Brennstoff sich vermischen, wenn sie in axialer Richtung entgegengesetzt zur Richtung des Gasflusses in der Verbrennungskammer 12 den Durchlaß entlanggeführt werden, wie es durch die Pfeile 34 angegeben ist. Der Durchlaß 31 ist radial außerhalb der Hauptverbrennungskammer 12 angeordnet. Der Durch laß kann eine ringförmige Form haben, die die Verbrennungskammer 12 vollständig umgibt, oder es können eine oder mehrere zylindrische Durchlässe 31 vorliegen, die sich seitlich entlang der Verbrennungskammer 12 erstrecken. Wie gezeigt ist, hat der Durchlaß 31 eine ringförmige Form, die zwischen einer ringförmigen Hülse 35 und der Außenwand 36 eines ringförmigen Durchlasses 37 für Kühlluft ausgebildet sind, der die Verbrennungskammer 12 umgibt und später genauer beschrieben wird.As shown, the third injector contains 30 an elongated passage 31 with an inlet 32 for air and a fuel mist wand 33 , where air and fuel mix when they are in the axial direction opposite to the direction of gas flow in the combustion chamber 12 be led along the passage as indicated by the arrows 34 is specified. The passage 31 is radially outside the main combustion chamber 12 arranged. The passage can have an annular shape that defines the combustion chamber 12 completely surrounds, or there may be one or more cylindrical passages 31 are present, which is laterally along the combustion chamber 12 extend. As shown, the culvert has 31 an annular shape between an annular sleeve 35 and the outer wall 36 an annular passage 37 are designed for cooling air, the combustion chamber 12 surrounds and will be described in more detail later.

Wie oben angegeben wurde, ist der Durchlaß 31 relativ lang, was dazu beiträgt, die Luft und den Brennstoff zu vermischen. Er kann zusätzlich jedoch weitere Einrichtungen zur Erzeugung von Turbulenzen aufweisen, die den Mischprozeß unterstützen. Derartige Turbulenzen erzeugende Einrichtungen können Flügel enthalten, sie können jedoch auch, wie gezeigt, eine oder mehrere Rohre 40 mit offenen Enden enthalten, die sich über den ringförmigen Durchlaß 31 zwischen den Wänden 35, 36 erstrecken. Diese Rohre 40 unterstützen nicht nur die Turbulenzen, sie dienen ebenfalls als Einlaßleitungen für Kühlluft. Die 6, 7 zeigen Details der Form und der Anordnung dieser Rohre, und die Pfeile 41 geben die Verwirbelungsbewegung des Brennstoff-/Luft-Gemisches an, wie sie durch die Rohre 40 erzeugt wird.As stated above, the culvert is 31 relatively long, which helps to mix the air and the fuel. However, it can additionally have other devices for generating turbulence that support the mixing process. Such turbulence generating devices can include blades, but they can also, as shown, one or more tubes 40 with open ends included that extend over the annular passage 31 between the walls 35 . 36 extend. These pipes 40 not only support the turbulence, they also serve as inlet lines for cooling air. The 6 . 7 show details of the shape and arrangement of these tubes, and the arrows 41 indicate the swirling motion of the fuel / air mixture as it flows through the pipes 40 is produced.

Die Wände 35, 36 sind über einen rechten Winkel radial nach innen gekrümmt, wie es mit 50 angegeben ist, so daß der Durchlaß 31 sich radial nach innen fortsetzt. Dieser Teil des Durchlasses beinhaltet eine oder mehrere Wirbeleinrichtungen 51 direkt oberhalb eines Auslasses 52, der so angeordnet ist, daß er das vollständig vermischte Luft-/Brennstoff-Gemisch axial in die Verbrennungskammer 12 (teilweise über den Übergangsbereich 100) an seinem stromaufwärts angeordneten Ende richtet. Die Anordnung ist wieder so, daß die Mischung, die aus dem Auslaß 52 ausgegeben wird, eine Geschwindigkeit hat, die ausreicht, um einen Rückschlag zu verhindern.The walls 35 . 36 are curved radially inward at a right angle, as indicated at 50, so that the passage 31 continues radially inwards. This part of the passage contains one or more vortex devices 51 directly above an outlet 52 , which is arranged so that it axially the fully mixed air / fuel mixture into the combustion chamber 12 (partly over the transition area 100 ) directed at its upstream end. The arrangement is again such that the mixture coming out of the outlet 52 has a speed sufficient to prevent kickback.

Wie oben angegeben, enthält der Brenner eine Kühlanordnung, die Kühlluft verwendet. Die Kühlluft wird durch den Kompressor der Gasturbinenanlage zugeführt, wobei ein bestimmter Anteil der Luft für Verbrennungszwecke und der Rest zum Kühlen dient.As stated above, the burner contains one Cooling arrangement the cooling air used. The cooling air is supplied by the compressor to the gas turbine system, where a certain percentage of air for Combustion and the rest for cooling.

Der Fluß der Kühlluft in der dargestellten Ausführungsform wird durch Pfeil 61 wiedergegeben. Die Verbrennungskammer ist in dieser Ausführungsform mit einer doppelten Wand ausgebildet, wobei die radial äußere Wand 36 ebenfalls die Innenwand des Zuführungsdurchlasses 31 und die radial innere Wand 38 des Durchlasses 37, die sich axial erstreckende Wand der Verbrennungskammer 12 bilden. Die Kühlluft tritt durch den Durchlaß 37 über die Rohre 40 mit offenen Enden ein und über die Öffnungen 62 in der Wand 38 in die Verbrennungskammer 12. Die Wand 38 und ihre Verlängerung 101, die an die Wand 38 angebracht ist oder in sie integriert ist, hat eine thermische Sperrschicht 63 an ihrer Innenfläche, wie es durch die gestrichelten Linien angegeben ist. Diese Sperrschicht 63 begrenzt den Wärmedurchtritt durch die Wände 38, 101, aus denen sie durch den Kühlluftstrom 61, der in dem Durchlaß 37 fließt, entfernt wird, wobei das Metall, aus dem die Wände 38, 101 gefertigt sind, innerhalb seiner Temperaturgrenzen arbeitet. Die verbrauchte und inzwischen angewärmte Kühlluft tritt in die Verbrennungskammer 12 (siehe Pfeil 63), in einer Verdünnungszone 70 unterhalb der Hauptverbrennungszone 71. Durch derartige Maßnahmen kann Wärme, die an einem Punkt aus dem System entnommen wird, sinnvoll an einem anderen wiederverwendet werden – eine derartige Anordnung wird als regenerativ bezeichnet.The flow of cooling air in the illustrated embodiment is indicated by arrow 61 played. In this embodiment, the combustion chamber is designed with a double wall, the radially outer wall 36 also the inner wall of the feed passage 31 and the radially inner wall 38 of the culvert 37 , the axially extending wall of the combustion chamber 12 form. The cooling air passes through the passage 37 about the raw re 40 with open ends in and over the openings 62 in the wall 38 into the combustion chamber 12 , The wall 38 and their extension 101 that on the wall 38 attached or integrated into it has a thermal barrier layer 63 on its inner surface, as indicated by the dashed lines. This barrier layer 63 limits the passage of heat through the walls 38 . 101 from which they flow through the cooling air 61 that in the culvert 37 flows, is removed, the metal from which the walls 38 . 101 are manufactured, works within its temperature limits. The used and now warmed up cooling air enters the combustion chamber 12 (See arrow 63 ), in a dilution zone 70 below the main combustion zone 71 , Such measures allow heat that is removed from the system at one point to be reused at another point - such an arrangement is referred to as regenerative.

Ferner ist anzumerken, daß ebenfalls eine Übertragung von Wärme aus dem Kühlluftstrom 61 in dem Durchlaß 37 auf das Luft-/Brennstoff-Gemisch in Durchlaß 31 erfolgt. Dieses Vorheizen des Gemisches dient dazu, einen Abschreck-Effekt zu vermeiden, der erfolgen könnte, wenn eine zu kalte Mischung in die Verbrennungskammer 12 eingespeist wird (ein solches Abschrecken kann zur Erzeugung unerwünschten CO führen). Natürlich muß sichergestellt werden, daß nicht zu viel Wärme in den Durchlaß 31 übertragen wird, ansonsten besteht die Gefahr, daß sich die Mischung in dem Durchlaß 31 selbst entzündet.It should also be noted that heat is also transferred from the cooling air flow 61 in the culvert 37 on the air / fuel mixture in the passage 31 he follows. This preheating of the mixture serves to avoid a quenching effect that could occur if the mixture is too cold in the combustion chamber 12 is fed in (such quenching can lead to the generation of undesired CO). Of course, it must be ensured that there is not too much heat in the passage 31 is otherwise transmitted, there is a risk that the mixture in the passage 31 self-ignited.

Es ist anzumerken, daß im Fall eines einwandigen Brenners, in dem es keinen ringförmigen Durchlaß 37 für einen Kühlluftstrom gibt, die Innenwand des Durchlasses 31 aus einer einzigen Wand 38 des Brenners gebildet wird, und die Wärme wird direkt aus der Verbrennungskammer 12 in das Luft-/ Brennstoff-Gemisch in Durchlaß 31 überführt.It should be noted that in the case of a single-walled burner in which there is no annular passage 37 for a flow of cooling air, the inner wall of the passage 31 from a single wall 38 of the burner is formed, and the heat is drawn directly from the combustion chamber 12 in the air / fuel mixture in passage 31 transferred.

Die Ausführungsform in 2 unterscheidet sich von 1 dahingehend, daß der Kühlluftstrom, der durch die Pfeile 261 wiedergegeben wird, durch einen Einlaß 232 neben dem stromabwärts angeordneten Ende des Brenners in den Durchlaß 237 eintritt und zum stromaufwärts angeordneten Ende der Verbrennungskammer 12 fließt, wo es die Verbrennungskammer über eine Verwirbelungseinrichtung 224 betritt. In dieser Anordnung wird infolgedessen verglichen mit der in 1 den Verbrennungsgasen am stromabwärts angeordneten Ende der Verbrennungskammer 12 keine verdünnte Luft zugeführt, sondern dem Brennstoff-/Luft-Gemisch wird zusätzliche Luft zugeführt. Es ist anzumerken, daß in dieser Ausführungsform die Kühlluft in dem Durchlaß 237 in der gleichen axialen Richtung wie das Brennstoff-/Luft-Gemisch, wie es durch die Pfeile 234 wiedergegeben ist und in den Durchlaß 231 fließt, fließt. Dies bedeutet, daß ein geringerer Wärmeübertrag in die Mischung 234 erfolgt als in der Anordnung der 1 und die Wahrscheinlichkeit der Entzündung in Durchlaß 231 geringer ist.The embodiment in 2 differs from 1 in that the flow of cooling air through the arrows 261 is reproduced through an inlet 232 next to the downstream end of the burner into the passage 237 enters and to the upstream end of the combustion chamber 12 flows where there is the combustion chamber via a swirling device 224 enters. As a result, this arrangement is compared with that in FIG 1 the combustion gases at the downstream end of the combustion chamber 12 no diluted air is supplied, but additional air is supplied to the fuel / air mixture. It should be noted that in this embodiment the cooling air in the passage 237 in the same axial direction as the fuel / air mixture as indicated by the arrows 234 is reproduced and in the culvert 231 flows, flows. This means that there is less heat transfer into the mixture 234 takes place as in the order of the 1 and the likelihood of inflammation in passageway 231 is less.

In der Ausführungsform der 3 sind die Merkmale der Ausführungsformen der 1 und 2 wirkungsvoll dahingehend kombiniert, daß die Kühlluft durch die offenendigen Rohre 340 in den Durchlaß 337 eintritt. Etwas dieser Luft strömt durch den Durchlaß 237, so daß es in die Verbrennungskammer 12 am stromabwärts angeordneten Ende eintritt, während der Rest der Luft in das stromaufwärts angeordnete Ende der Verbrennungskammer 12 über eine Verwirbelungseinrichtung 324 fließt.In the embodiment of the 3 are the features of the embodiments of the 1 and 2 effectively combined so that the cooling air through the open-ended pipes 340 in the culvert 337 entry. Some of this air flows through the passage 237 so that it goes into the combustion chamber 12 enters at the downstream end while the rest of the air enters the upstream end of the combustion chamber 12 via a swirling device 324 flows.

Die Ausführungsform der 4 ist im allgemeinen vergleichbar mit jener 1, daß die Verdünnungsluft einen Übergangsleitungsbereich 480 zwischen dem Brenner und der Turbine einströmt, unterhalb der Hauptverbrennungskammer 12. Dies kann in bestimmten Fällen zu einer besseren Temperaturverteilung der Verbrennungsgase führen.The embodiment of the 4 is generally comparable to that 1 that the dilution air has a transition line area 480 flows between the burner and the turbine, below the main combustion chamber 12 , In certain cases, this can lead to a better temperature distribution of the combustion gases.

In der Ausführungsform der 5 tritt die Kühlluft, die durch die Pfeile 561 wiedergegeben wird, in den ringförmigen Durchlaß 537 durch eingelassene Löcher 590, die in dem Übergangsleitungsbereich 580 vorgesehen sind, und fließt in die Verbrennungskammer 12 durch Öffnungen 562, um die Verbrennungsgase zu verdünnen, und wird ebenfalls in das stromaufwärts angeordnete Ende der Kammer 12 durch die Öffnung 591 eingelassen.In the embodiment of the 5 the cooling air enters through the arrows 561 is reproduced in the annular passage 537 through recessed holes 590 that are in the transition pipe area 580 are provided and flows into the combustion chamber 12 through openings 562 to dilute the combustion gases and is also in the upstream end of the chamber 12 through the opening 591 admitted.

Claims (19)

Vergasungsbrenner (10) für einen Gasturbinenmotor, aufweisend eine Vorkammer (11), eine Hauptverbrennungskammer (12), die in Fließanordnung mit der Vorkammer angeordnet ist, wobei der Querschnittsbereich der Hauptverbrennungskammer größer als der Querschnittsbereich der Vorkammer ist und die Vorkammer direkt in die Hauptkammer führt, Durchlaßeinrichtungen (37) für Kühlluft in direkter Wärmeaustauschbeziehung mit der Hauptverbrennungskammer über zumindest einen Teil der Länge der Hauptverbrennungskammer, wobei ein Wandbereich (38) der Durchlaßeinrichtungen für die Kühlluft einen Wandbereich der Hauptverbrennungskammer enthalten, erste Einspritzeinrichtungen (13) zur Zuführung von Brennstoff oder einem Brennstoff-/Luft-Gemisch in die Vorkammer (11), zweite Einspritzeinrichtungen (17) zur Zuführung von Luft oder einem Brennstoff-/Luft-Gemisch in die Vorkammer, dritte Einspritzeinrichtungen (30) zur Zuführung von Luft oder einem Brennstoff-/Luft-Gemisch in die Hauptverbrennungskammer (12), wobei die dritten Einspritzeinrichtungen zumindest eine längliche Durchlaßeinrichtung (31) und eine Anordnung zur Einführung von Brennstoff in die längliche Durchlaßeinrichtung enthalten, wobei der Vergasungsbrenner dadurch gekennzeichnet ist, daß ein Wandbereich (36) der Durchlaßeinrichtung (37) für die Kühlluft einen Wandbereich der länglichen Durchlaßeinrichtung enthält, wobei die längliche Durchlaßeinrichtung (31) einen Wärmeaustauschbereich in direkter Wärmeaustauschbeziehung mit der Durchlaßeinrichtung für die Kühlluft enthält, um die Luft oder das Brennstoff-/Luft-Gemisch aufzuheizen, bevor sie/es in die Hauptverbrennungskammer eingeleitet wird.Gasification burner ( 10 ) for a gas turbine engine, having a prechamber ( 11 ), a main combustion chamber ( 12 ) which is arranged in a flow arrangement with the prechamber, the cross-sectional area of the main combustion chamber being larger than the cross-sectional area of the prechamber and the prechamber leading directly into the main chamber, passage means ( 37 ) for cooling air in direct heat exchange relationship with the main combustion chamber over at least part of the length of the main combustion chamber, a wall area ( 38 ) the passage devices for the cooling air contain a wall area of the main combustion chamber, first injection devices ( 13 ) for feeding fuel or a fuel / air mixture into the antechamber ( 11 ), second injection devices ( 17 ) for supplying air or a fuel / air mixture into the prechamber, third injection devices ( 30 ) to supply air or a fuel / air mixture into the main combustion chamber ( 12 ), the third injection devices having at least one elongate passage device ( 31 ) and an arrangement for introducing fuel into the elongate passage device, wherein the gasification burner is characterized in that a wall area ( 36 ) of the passage device ( 37 ) for the cooling air contains a wall area of the elongate passage device, the elongate passage device ( 31 ) includes a heat exchange area in direct heat exchange relationship with the cooling air passage means to heat the air or fuel / air mixture before it is introduced into the main combustion chamber. Vergasungsbrenner nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbrennungskammer (12) und die Vorkammer (11) von einer oder mehreren zylindrischen Wänden (38) begrenzt sind, wobei die Vorkammer (11) und die Verbrennungskammer (12) jeweils eine zylindrische Form aufweisen.Gasification burner according to claim 1, characterized in that the combustion chamber ( 12 ) and the antechamber ( 11 ) of one or more cylindrical walls ( 38 ) are limited, with the antechamber ( 11 ) and the combustion chamber ( 12 ) each have a cylindrical shape. Vergasungsbrenner nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß ein Anstieg im Querschnittsbereich einen Übergangsbereich (100) zwischen der Vorkammer (11) und der Verbrennungskammer (12) enthält.Gasification burner according to claim 1 or claim 2, characterized in that an increase in the cross-sectional area a transition area ( 100 ) between the antechamber ( 11 ) and the combustion chamber ( 12 ) contains. Vergasungsbrenner nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß diese Anordnung zum Einführen von Brennstoff in die längliche Durchlaßeinrichtung (31) einen Sprühstab (33) enhält.Gasification burner according to one of the preceding claims, characterized in that this arrangement for introducing fuel into the elongate passage device ( 31 ) a spray stick ( 33 ) contains. Vergasungsbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die längliche Durchlaßeinrichtung (31) eine allgemeine ringförmige Form mit einer radial inneren Wand (36) und einer radial äußeren Wand (35) hat, wobei die radial innere Wand (36) zumindest teilweise aus einer Wand besteht, die die Verbrennungskammer (12) begrenzt.Gasification burner according to one of claims 1 to 4, characterized in that the elongate passage device ( 31 ) a general annular shape with a radially inner wall ( 36 ) and a radially outer wall ( 35 ), the radially inner wall ( 36 ) consists at least partially of a wall that surrounds the combustion chamber ( 12 ) limited. Vergasungsbrenner nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die längliche Durchlaßeinrichtung (31) und der Durchlaß (37) für die Kühlluft beide eine ringförmige Form haben, wobei der Durchlaß (37) für die Kühlluft radial außerhalb der Verbrennungskammer (12) angeordnet ist und die länglichen Durchlaßeinrichtungen (31) radial außerhalb des Durchlasses (37) für die Kühlluft angeordnet sind.Gasification burner according to claim 5, characterized in that the elongate passage device ( 31 ) and the passage ( 37 ) both have an annular shape for the cooling air, the passage ( 37 ) for the cooling air radially outside the combustion chamber ( 12 ) is arranged and the elongate passage means ( 31 ) radially outside the passage ( 37 ) are arranged for the cooling air. Vergasungsbrenner nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Flußrichtung der Luft oder des Brennstoffs-/Luft-Gemisches in der länglichen Durchlaßeinrichtung (31) entgegengesetzt zur Flußrichtung der Kühlluft in der Durchlaßeinrichtung (37) für die Kühlluft ist.Gasification burner according to one of the preceding claims, characterized in that the direction of flow of the air or of the fuel / air mixture in the elongate passage device ( 31 ) opposite to the flow direction of the cooling air in the passage device ( 37 ) for the cooling air. Vergasungsbrenner nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Strom des Brennstoff-/Luft-Gemisches in der länglichen Durchlaßeinrichtung (231) die gleiche Richtung hat wie der Strom der Kühlluft in der Durchlaßeinrichtung (237) für die Kühlluft.Gasification burner according to one of claims 1 to 6, characterized in that the flow of the fuel / air mixture in the elongate passage device ( 231 ) has the same direction as the flow of cooling air in the passage device ( 237 ) for the cooling air. Vergasungsbrenner nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet daß die Durchlaßeinrichtung (31) eine Turbulenzen erzeugende Einrichtung (40) enthält.Gasification burner according to one of the preceding claims, characterized in that the passage device ( 31 ) a device generating turbulence ( 40 ) contains. Vergasungsbrenner nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Turzbulenzen erzeugende Einrichtung zumindestens ein Rohr (40) enthält, das sich zwischen den Wänden, die die Durchlaßeinrichtung (31) begrenzen, erstreckt.Gasification burner according to Claim 9, characterized in that the device generating tapping bulbs comprises at least one pipe ( 40 ) which is located between the walls that the passage device ( 31 ) limit, extends. Vergasungsbrenner nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß das oder jedes Rohr ein offenes Endes aufweist und Einrichtungen zum Einlaß von Kühlluft von außerhalb des Brenners (10) in den Durchlaß (37) für die Kühlluft aufweisen.Gasification burner according to claim 10, characterized in that the or each tube has an open end and means for inlet of cooling air from outside the burner ( 10 ) in the passage ( 37 ) for the cooling air. Vergasungsbrenner nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Innere der Wand oder der Wände, die die Verbrennungskammer (12) und die Vorkammer (11) begrenzen, eine thermische Sperrschicht (63) aufweisen, die auf diese aufgebracht ist.Gasification burner according to one of the preceding claims, characterized in that the interior of the wall or walls which the combustion chamber ( 12 ) and the antechamber ( 11 ) limit a thermal barrier layer ( 63 ) have, which is applied to this. Vergasungsbrenner nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß zumindest eine der Wände, die die längliche Durchlaßeinrichtung (31) begrenzen, im Querschnitt geriffelt ist.Gasification burner according to one of the preceding claims, characterized in that at least one of the walls which the elongated passage device ( 31 ) limit, the cross-section is corrugated. Vergasungsbrenner nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Einspritzeinrichtung (13) ein Luft-/Brennstoff-Gemisch mit lokalen brennstoffreichen Bereichen aufweist.Gasification burner according to one of the preceding claims, characterized in that the first injection device ( 13 ) has an air / fuel mixture with local fuel-rich areas. Vergasungsbrenner nach einem vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Einspritzeinrichtung (17) einen Brennstoffnebelstab (18), eine Lufteinlaßeinrichtung (19) und eine Kammer (21) aufweist, in der eine Vermischung von Brennstoff und Luft stattfindet.Gasification burner according to one of the preceding claims, characterized in that the second injection device ( 17 ) a fuel spray wand ( 18 ), an air intake device ( 19 ) and a chamber ( 21 ) in which fuel and air are mixed. Vergasungsbrenner nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Kühlluft aus der Durchlaßeinrichtung (37) für die Kühlluft austritt und infolgedessen in das Innere der Verbrennungskammer (10) tritt.Gasification burner according to one of the preceding claims, characterized in that the cooling air from the passage device ( 37 ) for the cooling air and consequently into the interior of the combustion chamber ( 10 ) occurs. Vergasungsbrenner nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß ein Teil der Kühlluft durch zumindest eine Öffnung neben dem stromabwärts angeordneten Bereich in die Verbrennungskammer (12) tritt.Gasification burner according to claim 16, characterized in that part of the cooling air into the combustion chamber through at least one opening next to the downstream region 12 ) occurs. Vergasungsbrenner nach Anspruch 16 oder Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß zumindest ein Teil der Kühlluft durch zumindest eine Öffnung (562) in einem Übergangsleitungsbereich (480, 580) in das Innere des Vergasungsbrenners tritt.Gasification burner according to claim 16 or claim 17, characterized in that at least part of the cooling air through at least one opening name ( 562 ) in a transition line area ( 480 . 580 ) enters the interior of the gasification burner. Vergasungsbrenner nach einem der Ansprüche 16 bis 19, dadurch gekennzeichnet, daß zumindest ein Teil der Kühlluft über zumindest eine Öffnung (62) in einen stromaufwärts angeordneten Bereich der Verbrennungskammer (12) tritt.Gasification burner according to one of claims 16 to 19, characterized in that at least part of the cooling air via at least one opening ( 62 ) in an upstream area of the combustion chamber ( 12 ) occurs.
DE69724502T 1996-03-29 1997-02-20 Gas turbine combustor Expired - Lifetime DE69724502T2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB9606628 1996-03-29
GB9606628A GB2311596B (en) 1996-03-29 1996-03-29 Combustor for gas - or liquid - fuelled turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE69724502D1 DE69724502D1 (en) 2003-10-09
DE69724502T2 true DE69724502T2 (en) 2004-06-24

Family

ID=10791258

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE69724502T Expired - Lifetime DE69724502T2 (en) 1996-03-29 1997-02-20 Gas turbine combustor

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6209325B1 (en)
EP (1) EP0803682B1 (en)
DE (1) DE69724502T2 (en)
GB (1) GB2311596B (en)

Families Citing this family (109)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10035676A1 (en) * 2000-07-21 2002-02-07 Siemens Ag Gas turbine and method for operating a gas turbine
US7047722B2 (en) * 2002-10-02 2006-05-23 Claudio Filippone Small scale hybrid engine (SSHE) utilizing fossil fuels
US7117676B2 (en) * 2003-03-26 2006-10-10 United Technologies Corporation Apparatus for mixing fluids
US7007486B2 (en) * 2003-03-26 2006-03-07 The Boeing Company Apparatus and method for selecting a flow mixture
US6935116B2 (en) * 2003-04-28 2005-08-30 Power Systems Mfg., Llc Flamesheet combustor
US6986254B2 (en) * 2003-05-14 2006-01-17 Power Systems Mfg, Llc Method of operating a flamesheet combustor
US7043921B2 (en) * 2003-08-26 2006-05-16 Honeywell International, Inc. Tube cooled combustor
US7127899B2 (en) * 2004-02-26 2006-10-31 United Technologies Corporation Non-swirl dry low NOx (DLN) combustor
US7237384B2 (en) * 2005-01-26 2007-07-03 Peter Stuttaford Counter swirl shear mixer
US20070028595A1 (en) * 2005-07-25 2007-02-08 Mongia Hukam C High pressure gas turbine engine having reduced emissions
US20100018211A1 (en) * 2008-07-23 2010-01-28 General Electric Company Gas turbine transition piece having dilution holes
DE102006042124B4 (en) * 2006-09-07 2010-04-22 Man Turbo Ag Gas turbine combustor
EP2023041A1 (en) * 2007-07-27 2009-02-11 Siemens Aktiengesellschaft Premix burner and method for operating a premix burner
MY153097A (en) * 2008-03-28 2014-12-31 Exxonmobil Upstream Res Co Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
MY156350A (en) 2008-03-28 2016-02-15 Exxonmobil Upstream Res Co Low emission power generation and hydrocarbon recovery systems and methods
EP2107312A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Pilot combustor in a burner
EP2107313A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Fuel staging in a burner
EP2107311A1 (en) * 2008-04-01 2009-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Size scaling of a burner
US8122700B2 (en) * 2008-04-28 2012-02-28 United Technologies Corp. Premix nozzles and gas turbine engine systems involving such nozzles
US8176739B2 (en) * 2008-07-17 2012-05-15 General Electric Company Coanda injection system for axially staged low emission combustors
US9222671B2 (en) 2008-10-14 2015-12-29 Exxonmobil Upstream Research Company Methods and systems for controlling the products of combustion
US8161750B2 (en) * 2009-01-16 2012-04-24 General Electric Company Fuel nozzle for a turbomachine
US7712314B1 (en) 2009-01-21 2010-05-11 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Venturi cooling system
JP5920727B2 (en) 2009-11-12 2016-05-18 エクソンモービル アップストリーム リサーチ カンパニー Low emission power generation and hydrocarbon recovery system and method
US8894363B2 (en) 2011-02-09 2014-11-25 Siemens Energy, Inc. Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system
US8959886B2 (en) * 2010-07-08 2015-02-24 Siemens Energy, Inc. Mesh cooled conduit for conveying combustion gases
EP2588727B1 (en) 2010-07-02 2018-12-12 Exxonmobil Upstream Research Company Stoichiometric combustion with exhaust gas recirculation and direct contact cooler
TWI554325B (en) 2010-07-02 2016-10-21 艾克頌美孚上游研究公司 Low emission power generation systems and methods
US9903316B2 (en) 2010-07-02 2018-02-27 Exxonmobil Upstream Research Company Stoichiometric combustion of enriched air with exhaust gas recirculation
CA2801488C (en) 2010-07-02 2018-11-06 Exxonmobil Upstream Research Company Low emission triple-cycle power generation systems and methods
US9121279B2 (en) * 2010-10-08 2015-09-01 Alstom Technology Ltd Tunable transition duct side seals in a gas turbine engine
TWI564474B (en) 2011-03-22 2017-01-01 艾克頌美孚上游研究公司 Integrated systems for controlling stoichiometric combustion in turbine systems and methods of generating power using the same
TWI563166B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Integrated generation systems and methods for generating power
TWI593872B (en) 2011-03-22 2017-08-01 艾克頌美孚上游研究公司 Integrated system and methods of generating power
TWI563165B (en) 2011-03-22 2016-12-21 Exxonmobil Upstream Res Co Power generation system and method for generating power
US8281596B1 (en) * 2011-05-16 2012-10-09 General Electric Company Combustor assembly for a turbomachine
US20120304652A1 (en) * 2011-05-31 2012-12-06 General Electric Company Injector apparatus
CN103635750B (en) 2011-06-28 2015-11-25 通用电气公司 Rational late lean injection
US9267687B2 (en) 2011-11-04 2016-02-23 General Electric Company Combustion system having a venturi for reducing wakes in an airflow
US8899975B2 (en) 2011-11-04 2014-12-02 General Electric Company Combustor having wake air injection
US9810050B2 (en) 2011-12-20 2017-11-07 Exxonmobil Upstream Research Company Enhanced coal-bed methane production
US9140455B2 (en) * 2012-01-04 2015-09-22 General Electric Company Flowsleeve of a turbomachine component
US9170024B2 (en) 2012-01-06 2015-10-27 General Electric Company System and method for supplying a working fluid to a combustor
US9353682B2 (en) 2012-04-12 2016-05-31 General Electric Company Methods, systems and apparatus relating to combustion turbine power plants with exhaust gas recirculation
US9784185B2 (en) 2012-04-26 2017-10-10 General Electric Company System and method for cooling a gas turbine with an exhaust gas provided by the gas turbine
US10273880B2 (en) 2012-04-26 2019-04-30 General Electric Company System and method of recirculating exhaust gas for use in a plurality of flow paths in a gas turbine engine
US9328923B2 (en) * 2012-10-10 2016-05-03 General Electric Company System and method for separating fluids
US9803865B2 (en) 2012-12-28 2017-10-31 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US9631815B2 (en) * 2012-12-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US9611756B2 (en) 2012-11-02 2017-04-04 General Electric Company System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US9574496B2 (en) 2012-12-28 2017-02-21 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US9869279B2 (en) * 2012-11-02 2018-01-16 General Electric Company System and method for a multi-wall turbine combustor
US10107495B2 (en) 2012-11-02 2018-10-23 General Electric Company Gas turbine combustor control system for stoichiometric combustion in the presence of a diluent
US10138815B2 (en) 2012-11-02 2018-11-27 General Electric Company System and method for diffusion combustion in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US9599070B2 (en) 2012-11-02 2017-03-21 General Electric Company System and method for oxidant compression in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US10215412B2 (en) 2012-11-02 2019-02-26 General Electric Company System and method for load control with diffusion combustion in a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US9708977B2 (en) 2012-12-28 2017-07-18 General Electric Company System and method for reheat in gas turbine with exhaust gas recirculation
US10208677B2 (en) 2012-12-31 2019-02-19 General Electric Company Gas turbine load control system
US9581081B2 (en) 2013-01-13 2017-02-28 General Electric Company System and method for protecting components in a gas turbine engine with exhaust gas recirculation
JP6038674B2 (en) * 2013-02-04 2016-12-07 株式会社東芝 Gas turbine combustor and gas turbine
US9512759B2 (en) 2013-02-06 2016-12-06 General Electric Company System and method for catalyst heat utilization for gas turbine with exhaust gas recirculation
TW201502356A (en) 2013-02-21 2015-01-16 Exxonmobil Upstream Res Co Reducing oxygen in a gas turbine exhaust
US9938861B2 (en) 2013-02-21 2018-04-10 Exxonmobil Upstream Research Company Fuel combusting method
WO2014133406A1 (en) * 2013-02-28 2014-09-04 General Electric Company System and method for a turbine combustor
US20140250945A1 (en) 2013-03-08 2014-09-11 Richard A. Huntington Carbon Dioxide Recovery
US9618261B2 (en) 2013-03-08 2017-04-11 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and LNG production
TW201500635A (en) 2013-03-08 2015-01-01 Exxonmobil Upstream Res Co Processing exhaust for use in enhanced oil recovery
CA2902479C (en) 2013-03-08 2017-11-07 Exxonmobil Upstream Research Company Power generation and methane recovery from methane hydrates
US9541292B2 (en) 2013-03-12 2017-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9958161B2 (en) * 2013-03-12 2018-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9127843B2 (en) 2013-03-12 2015-09-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
US9228747B2 (en) 2013-03-12 2016-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor for gas turbine engine
CA2902809C (en) 2013-03-13 2018-01-23 Industrial Turbine Company (Uk) Limited Lean azimuthal flame combustor
US9739201B2 (en) 2013-05-08 2017-08-22 General Electric Company Wake reducing structure for a turbine system and method of reducing wake
US9322553B2 (en) 2013-05-08 2016-04-26 General Electric Company Wake manipulating structure for a turbine system
US20140366541A1 (en) * 2013-06-14 2014-12-18 General Electric Company Systems and apparatus relating to fuel injection in gas turbines
US9835089B2 (en) 2013-06-28 2017-12-05 General Electric Company System and method for a fuel nozzle
TWI654368B (en) 2013-06-28 2019-03-21 美商艾克頌美孚上游研究公司 System, method and media for controlling exhaust gas flow in an exhaust gas recirculation gas turbine system
US9631542B2 (en) 2013-06-28 2017-04-25 General Electric Company System and method for exhausting combustion gases from gas turbine engines
US9617914B2 (en) 2013-06-28 2017-04-11 General Electric Company Systems and methods for monitoring gas turbine systems having exhaust gas recirculation
US9587510B2 (en) 2013-07-30 2017-03-07 General Electric Company System and method for a gas turbine engine sensor
US9903588B2 (en) 2013-07-30 2018-02-27 General Electric Company System and method for barrier in passage of combustor of gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US9951658B2 (en) 2013-07-31 2018-04-24 General Electric Company System and method for an oxidant heating system
US9435221B2 (en) 2013-08-09 2016-09-06 General Electric Company Turbomachine airfoil positioning
US9752458B2 (en) 2013-12-04 2017-09-05 General Electric Company System and method for a gas turbine engine
US10030588B2 (en) 2013-12-04 2018-07-24 General Electric Company Gas turbine combustor diagnostic system and method
US20150159877A1 (en) * 2013-12-06 2015-06-11 General Electric Company Late lean injection manifold mixing system
US10227920B2 (en) 2014-01-15 2019-03-12 General Electric Company Gas turbine oxidant separation system
US9863267B2 (en) 2014-01-21 2018-01-09 General Electric Company System and method of control for a gas turbine engine
US9915200B2 (en) 2014-01-21 2018-03-13 General Electric Company System and method for controlling the combustion process in a gas turbine operating with exhaust gas recirculation
US10079564B2 (en) 2014-01-27 2018-09-18 General Electric Company System and method for a stoichiometric exhaust gas recirculation gas turbine system
US10047633B2 (en) 2014-05-16 2018-08-14 General Electric Company Bearing housing
US9885290B2 (en) 2014-06-30 2018-02-06 General Electric Company Erosion suppression system and method in an exhaust gas recirculation gas turbine system
US10655542B2 (en) 2014-06-30 2020-05-19 General Electric Company Method and system for startup of gas turbine system drive trains with exhaust gas recirculation
US10060359B2 (en) 2014-06-30 2018-08-28 General Electric Company Method and system for combustion control for gas turbine system with exhaust gas recirculation
US9869247B2 (en) 2014-12-31 2018-01-16 General Electric Company Systems and methods of estimating a combustion equivalence ratio in a gas turbine with exhaust gas recirculation
US9819292B2 (en) 2014-12-31 2017-11-14 General Electric Company Systems and methods to respond to grid overfrequency events for a stoichiometric exhaust recirculation gas turbine
US10788212B2 (en) 2015-01-12 2020-09-29 General Electric Company System and method for an oxidant passageway in a gas turbine system with exhaust gas recirculation
US10253690B2 (en) 2015-02-04 2019-04-09 General Electric Company Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction
US10094566B2 (en) 2015-02-04 2018-10-09 General Electric Company Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation
US10316746B2 (en) 2015-02-04 2019-06-11 General Electric Company Turbine system with exhaust gas recirculation, separation and extraction
US10267270B2 (en) 2015-02-06 2019-04-23 General Electric Company Systems and methods for carbon black production with a gas turbine engine having exhaust gas recirculation
US10145269B2 (en) 2015-03-04 2018-12-04 General Electric Company System and method for cooling discharge flow
US10480792B2 (en) 2015-03-06 2019-11-19 General Electric Company Fuel staging in a gas turbine engine
US9938903B2 (en) * 2015-12-22 2018-04-10 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US10859272B2 (en) * 2016-01-15 2020-12-08 Siemens Aktiengesellschaft Combustor for a gas turbine
FR3055403B1 (en) * 2016-08-29 2021-01-22 Ifp Energies Now COMBUSTION CHAMBER WITH A HOT COMPRESSED AIR DEFLECTOR, ESPECIALLY FOR A TURBINE INTENDED FOR ENERGY PRODUCTION, ESPECIALLY ELECTRICAL ENERGY
JP7193962B2 (en) 2018-09-26 2022-12-21 三菱重工業株式会社 Combustor and gas turbine equipped with the same
CN115450793B (en) * 2022-09-06 2024-07-26 中国人民解放军国防科技大学 Air suction type ramjet engine adopting oil-water mixed combustion

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL248467A (en) * 1957-02-18
US3333414A (en) * 1965-10-13 1967-08-01 United Aircraft Canada Aerodynamic-flow reverser and smoother
US4112676A (en) * 1977-04-05 1978-09-12 Westinghouse Electric Corp. Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel
JP2644745B2 (en) * 1987-03-06 1997-08-25 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor
US4928481A (en) * 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
JP2544470B2 (en) * 1989-02-03 1996-10-16 株式会社日立製作所 Gas turbine combustor and operating method thereof
GB9023004D0 (en) * 1990-10-23 1990-12-05 Rolls Royce Plc A gas turbine engine combustion chamber and a method of operating a gas turbine engine combustion chamber
US5257499A (en) * 1991-09-23 1993-11-02 General Electric Company Air staged premixed dry low NOx combustor with venturi modulated flow split
US5394688A (en) * 1993-10-27 1995-03-07 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine combustor swirl vane arrangement
JP2950720B2 (en) * 1994-02-24 1999-09-20 株式会社東芝 Gas turbine combustion device and combustion control method therefor
DE4416650A1 (en) * 1994-05-11 1995-11-16 Abb Management Ag Combustion process for atmospheric combustion plants

Also Published As

Publication number Publication date
EP0803682A3 (en) 1999-11-03
EP0803682B1 (en) 2003-09-03
US6209325B1 (en) 2001-04-03
GB2311596A (en) 1997-10-01
GB2311596B (en) 2000-07-12
GB9606628D0 (en) 1996-06-05
EP0803682A2 (en) 1997-10-29
DE69724502D1 (en) 2003-10-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE69724502T2 (en) Gas turbine combustor
DE69828916T2 (en) Low emission combustion system for gas turbine engines
DE19533055B4 (en) Double fuel mixer for a gas turbine combustor
DE69719688T2 (en) Gas turbine burners and operating methods therefor
DE69517611T2 (en) Means for reducing the unburned materials in a gas turbine combustion chamber
DE69024081T2 (en) Method of combustion with gas premix and a combustion device for carrying out the method
EP0193838B1 (en) Burner disposition for combustion installations, especially for combustion chambers of gas turbine installations, and method for its operation
DE60128513T2 (en) Method and device for reducing emissions in a combustion chamber with a vortex mixing device
DE69818376T2 (en) Gas turbine combustor
EP2116766B1 (en) Burner with fuel lance
DE69205855T2 (en) Air / fuel mixer for a gas turbine combustor.
DE69523082T2 (en) Fuel nozzle of a turbine with double possibility for diffusion and premix combustion and method of operation
DE3889301T2 (en) Combustion chamber to reduce pollutant emissions from gas turbines.
DE2338673C2 (en) Afterburner arrangement for a gas turbine jet engine
EP0710797B1 (en) Method and device for operating a premix burner
DE2415036C2 (en) Combustion chamber for gas turbine engines with regenerative heat exchangers
DE69830131T2 (en) Swirl generator without Venturi
DE69633535T2 (en) Combustion chamber and method for operating a gaseous or liquid fuel gas turbine
CH701946B1 (en) Fuel injector with staged premix in multiple tubes.
CH650582A5 (en) COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE WITH STAGE FUEL INJECTION.
EP0733861A2 (en) Combustor for staged combustion
CH627536A5 (en) METHOD FOR CARRYING OUT A CONTINUOUS COMBUSTION OF A CARBON FUEL.
DE3217674A1 (en) COMBUSTOR FOR A GAS TURBINE
CH710573A2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine combustor.
DE4411623A1 (en) Premix burner

Legal Events

Date Code Title Description
8364 No opposition during term of opposition
8327 Change in the person/name/address of the patent owner

Owner name: SIEMENS AG, 80333 MUENCHEN, DE